RU2716720C2

RU2716720C2 - Aerodynamic surface of aircraft

Info

Publication number: RU2716720C2
Application number: RU2018111514A
Authority: RU
Inventors: Артём Георгиевич Арутюнов; Артур Георгиевич Арутюнов; Виктор Витальевич Дубинин
Original assignee: Артём Георгиевич Арутюнов
Priority date: 2018-03-30
Filing date: 2018-03-30
Publication date: 2020-03-16
Also published as: RU2018111514A3; RU2018111514A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention can be used in aircraft engineering, as well as in shipbuilding, machine building and other fields of engineering. Aircraft moving in gas or liquid flow comprises fixed aerodynamic surface (wing, keel, underwater wing) intended for obtaining force directed across flow of liquid or gas, to rear edge of which two halves of steering wheel are hinged. Splitting of rudder halves causes formation of additional force directed along the flow, and joint turn of rudder halves changes value of force in transverse to flow direction. Invention relates to aircraft engineering, in particular to devices for changing the value and direction of aerodynamic forces when moving in a liquid or gas flow.

EFFECT: invention allows reducing aerodynamic resistance and weight of aircraft.

4 cl, 17 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройствам для изменения величины и направления аэродинамических сил при движении в потоке жидкости или газа.The invention relates to aeronautical engineering, in particular to devices for changing the magnitude and direction of aerodynamic forces when moving in a fluid or gas stream.

Из ближайших аналогов уровня техники известно устройство для создания продольной и поперечной силы на крыле - расщепляющийся руль по патенту US 6079672, дата публикации 27.06.2000 г., содержащее верхнюю и нижнюю половины руля, в данном случае элерона, прикрепленные шарнирно в хвостовой части неподвижной аэродинамической поверхности крыла.From the closest analogues of the prior art there is known a device for creating longitudinal and lateral forces on a wing - a fissile steering wheel according to patent US 6079672, publication date 06/27/2000, containing the upper and lower halves of the steering wheel, in this case the aileron, pivotally mounted in the tail of the fixed aerodynamic wing surface.

Половины руля внешним своим контуром в не отклоненном положении образуют профиль аэродинамической поверхности (крыла или киля), а по толщине заполняют объем тонкой хвостовой части аэродинамической поверхности менее чем до середины толщины сверху и снизу. Для создания поперечной силы, перпендикулярной направлению потока (полета) обе половины поворачиваются в сторону, противоположную потребному направлению силы. Зависимость поперечной силы от угла отклонения руля в пределах отклонения до 20° линейная, и в этих пределах целесообразно совместное отклонение, дающее минимальный прирост продольной силы аэродинамического сопротивления. При больших углах отклонения разница прироста продольной силы между совместно отклоненными половинами руля и вариантом, когда одна из половин остановлена с углом отклонения 20°, несущественна, и для упрощения конструкции последний вариант предпочтителен. Для намеренного создания продольной силы, направленной по потоку (против полета), половины руля расщепляются - нижняя половина поворачивается вниз, верхняя вверх. Зависимость продольной силы от угла отклонения руля носит нелинейный характер и в практике авиастроения применяют поворот на углы порядка 60°. Таким образом, каждая из половин более чем в два раза тоньше обычного, не расщепляющегося руля. В то же время аэродинамическая нагрузка на каждую из половин в режиме расщепления превышает нагрузку на обычный руль, отклоняемый обычно в пределах ±25°. Для обеспечения жесткости такой конструкции требуется дополнительный материал, и он используется не оптимально - мала строительная высота конструкции руля. Если для малоскоростных самолетов авиации общего назначения с большой относительной толщиной профилей крыла принять, что толщины обшивки руля выбраны по конструктивным соображениям и не зависят от высоты лонжерона руля, то масса расщепляющегося руля будет примерно вдвое больше массы обычного руля - за счет удвоения массы обшивки и системы управления. Для более скоростных самолетов большей размерности, особенно с суперкритическими профилями крыла, характерны меньшие относительные толщины профиля в зоне рулей. В таких случаях толщина, а с ней и масса, обшивки или полок лонжерона руля, работающих на изгиб, обратно пропорциональна квадрату высоты стенки, то есть при уменьшении высоты стенки до 0,4 от высоты стенки обычного нерасщепляющегося руля масса двух половин возрастет в 12,5 раз. Руль, имеющий две шарнирные точки навески к неподвижной части крыла, под воздействием аэродинамической нагрузки деформируется в направлении, противоположном изгибу крыла, что ведет к образованию больших щелей между рулем и крылом или к возможности заклинивания руля при недостаточности зазоров. Такое решение снижает весовое и аэродинамическое совершенство самолета в целом, особенно для профилей малой относительной толщины. В то же время известен способ изменения жесткости тонкостенных конструкций путем оснащения их ребрами жесткости - элементами повышенной высоты, и гофрами - элементами, допускающими изгиб в одном направлении в пределах упругой деформации. Также для снижения изгибающего момента желательно увеличить количество точек передачи нагрузки с руля на заделку (в данном случае шарниров навески руля и проушин крепления тяг управления) и увеличить плечо приложения к конструкции управляющей силы. Другим недостатком руля с двумя шарнирами навески является опасность его полного или значительного разрушения при ударе птицы в отклоненный руль, что при работе в режиме закрылка ведет к опасному крену на малой высоте.Halves of the steering wheel with their external contour in an undirected position form the profile of the aerodynamic surface (wing or keel), and by thickness they fill the volume of the thin tail part of the aerodynamic surface to less than the middle of the thickness above and below. To create a transverse force perpendicular to the direction of flow (flight), both halves rotate in the direction opposite to the desired direction of force. The dependence of the transverse force on the angle of deviation of the steering wheel within a deviation of up to 20 ° is linear, and within these limits it is advisable to joint deviation, giving a minimum increase in the longitudinal force of aerodynamic drag. At large deflection angles, the difference in the increase in longitudinal force between the jointly deflected steering halves and the option when one of the halts is stopped with a deflection angle of 20 ° is not significant, and the latter option is preferable to simplify the design. To intentionally create a longitudinal force directed downstream (against flight), the rudder halves are split - the lower half turns down, the upper half up. The dependence of the longitudinal force on the angle of deviation of the steering wheel is non-linear in nature and in the practice of aircraft use a rotation of angles of about 60 °. Thus, each of the halves is more than two times thinner than a regular, non-fissile steering wheel. At the same time, the aerodynamic load on each of the halves in the splitting mode exceeds the load on a conventional steering wheel, usually deflected within ± 25 °. To ensure the rigidity of this design, additional material is required, and it is not used optimally - the construction height of the steering wheel is small. If for low-speed general aviation aircraft with a large relative thickness of the wing profiles, it is assumed that the thickness of the steering wheel casing is selected for structural reasons and does not depend on the height of the steering wheel spar, then the mass of the split steering wheel will be approximately twice the mass of a conventional steering wheel - due to doubling the weight of the skin and the system management. For higher-speed aircraft of greater dimension, especially with supercritical wing profiles, lower relative thicknesses of the profile in the rudder zone are characteristic. In such cases, the thickness, and with it the mass, of the sheathing or shelves of the steering wheel spar, working in bending, is inversely proportional to the square of the wall height, that is, when the wall height decreases to 0.4 from the wall height of a conventional non-split steering wheel, the mass of two halves will increase by 12 5 times. A rudder having two hinge points of the hinge to the fixed part of the wing, under the influence of aerodynamic loading, is deformed in the direction opposite to the bend of the wing, which leads to the formation of large cracks between the steering wheel and the wing or to the possibility of jamming of the steering wheel with insufficient gaps. This solution reduces the weight and aerodynamic perfection of the aircraft as a whole, especially for profiles of small relative thickness. At the same time, there is a known method for changing the stiffness of thin-walled structures by equipping them with stiffeners - elements of increased height, and corrugations - elements that allow bending in one direction within the elastic deformation. Also, to reduce the bending moment, it is desirable to increase the number of load transfer points from the steering wheel to the seal (in this case, the hinges of the steering linkage and the eyes of the control rods) and increase the application shoulder to the control force structure. Another disadvantage of the rudder with two hinges of the hitch is the danger of its complete or significant destruction when the bird hits the deviated rudder, which when working in the flap mode leads to a dangerous roll at low altitude.

Техническим результатом настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, а именно повышение весового и аэродинамического совершенства, а также повышение безопасности эксплуатации расщепляющегося руля путем изменения его конструкции. Законы и система управления отклонением половин руля, предусматривающие независимое управление половинами руля при отклонении в диапазоне углов от 20° до 60° во внешнюю сторону и зависимое, для исключения перехлеста, отклонение в диапазоне углов ±20°, известны из существующего уровня техники и не являются отличительной особенностью настоящего изобретения. Под аэродинамической поверхностью в настоящем изобретении следует понимать не только крыло, на примере которого построено подробное описание и иллюстрации изобретения, но и вертикальные поверхности, предназначенные для создания продольных и поперечных аэродинамических сил, такие, как кили с рулями направления, выполняющими функции тормозных щитков, или отогнутые вверх законцовки крыла с расщепляющимися рулями для создания момента рыскания. В таких случаях в описании изобретения применение понятия «вверх» и «вниз» следует заменить на «вправо» и «влево» без изменения смысла описания. Для упрощения иллюстраций приведен пример частного случая крыла постоянного поперечного сечения без сужения, но настоящее изобретение может быть реализовано и на аэродинамических поверхностях с сужением, круткой и стреловидностью, с отличием формы ребер на краях размаха руля. Высота ребер и плечи петель для аэродинамической поверхности с сужением пропорциональны местной толщине крыла.The technical result of the present invention is to eliminate the above disadvantages, namely increasing weight and aerodynamic perfection, as well as improving the safety of the operation of the fissile steering by changing its design. Laws and a control system for the deviation of the steering wheel halves, providing for the independent control of the steering wheel halves when deviating in the angle range from 20 ° to 60 ° to the outside and dependent, to avoid overlap, the deviation in the angle range of ± 20 °, are known from the prior art and are not distinctive feature of the present invention. Under the aerodynamic surface in the present invention should be understood not only the wing, the example of which is a detailed description and illustrations of the invention, but also vertical surfaces designed to create longitudinal and transverse aerodynamic forces, such as keels with rudders that act as brake flaps, or bent up wingtips with fissile rudders to create a moment of yaw. In such cases, in the description of the invention, the use of the concept of “up” and “down” should be replaced by “right” and “left” without changing the meaning of the description. To simplify the illustrations, an example of a special case of a wing of constant cross-section without narrowing is given, but the present invention can be implemented on aerodynamic surfaces with narrowing, twist and sweep, with the difference in the shape of the ribs at the edges of the steering wheel span. The height of the ribs and shoulders of the loops for the aerodynamic surface with narrowing are proportional to the local thickness of the wing.

Технический результат - повышение надежности, весового и аэродинамического совершенства летательного аппарата - достигается наличием на половинах 2 и 3 руля ребер жесткости большой строительной высоты 14 и передачей воздушной нагрузки на не отклоняемую часть аэродинамической поверхности кратчайшим путем, от обшивки через ребра жесткости на петли шарнира навески. При этом попадание птицы в отклоненный руль вызывает разрушение одного ребра жесткости или одного участка обшивки между ребрами жесткости, руль остается прикрепленным к неподвижной части крыла петлями и тягами управления, что минимизирует последствия столкновения.The technical result - improving the reliability, weight and aerodynamic perfection of the aircraft - is achieved by the presence of stiffening ribs on large halves 2 and 3 of a large building height 14 and transferring the air load to the non-deflectable part of the aerodynamic surface in the shortest way, from sheathing through the stiffening ribs to the hinge hinges. In this case, the bird falling into the deviated rudder causes the destruction of one stiffening rib or one section of the skin between the stiffening ribs, the rudder remains attached to the fixed part of the wing by loops and control rods, which minimizes the consequences of a collision.

Далее следует более детальное описание изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:The following is a more detailed description of the invention with reference to the accompanying drawings, including:

Фиг. 1 изображает профиль крыла летательного аппарата, в котором применяется расщепляющийся руль - элерон, известный из существующего уровня техники, верхняя и нижняя половина которого имеют толщины, меньшие половины местной высоты профиля крыла.FIG. 1 shows a wing profile of an aircraft in which a fissile rudder is used — the aileron known in the art, the upper and lower half of which have thicknesses less than half the local height of the wing profile.

Фиг. 2 - увеличенный вид на зону навески половин руля на Фиг. 1.FIG. 2 is an enlarged view of the hinge area of the halves of the steering wheel in FIG. 1.

Фиг. 3 - вид по полету на заднюю кромку крыла по Фиг. 1, изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки, и нижней половины руля по Фиг. 1, навешенного на неподвижную часть крыла в двух точках и изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки.FIG. 3 is a flight view of the trailing edge of the wing of FIG. 1, bent under the action of the distributed maximum operating load, and the lower half of the steering wheel of FIG. 1, mounted on a fixed part of the wing at two points and curved under the action of the distributed maximum operating load.

Фиг. 4 - типовое для расчета прочности руля (элерона) распределение максимальной эксплуатационной нагрузки.FIG. 4 - typical distribution of rudder (aileron) strength distribution of the maximum operational load.

Фиг. 5 - вид по полету на заднюю кромку крыла с неотклоненным рулем, изогнутую под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Многоопорность и небольшая жесткость вдоль размаха крыла позволяют рулю деформироваться вместе с крылом.FIG. 5 is a flight view of a trailing edge of a wing with a non-tilted rudder bent by a distributed maximum operating load in accordance with an embodiment of the present invention. The multi-support and low stiffness along the wing span allows the steering wheel to deform with the wing.

Фиг. 6 - вертикальный разрез по оси ребра жесткости верхней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, не отклоненное положение.FIG. 6 is a vertical section along the axis of the stiffener of the upper half of the aileron of the aircraft to which the present invention is applied, not a deviated position.

Фиг. 7 - вертикальный разрез по оси ребра жесткости нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, отклоненное вверх на 20° положение.FIG. 7 is a vertical section along the axis of the stiffener of the lower half of the aileron of the aircraft in which the present invention is applied, the position deviated upward by 20 °.

Фиг. 8 - вертикальный разрез по оси ребра жесткости нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, отклоненное вниз на 20° положение.FIG. 8 is a vertical section along the axis of the stiffener of the lower half of the aileron of the aircraft to which the present invention is applied, a 20 ° downward deflected position.

Фиг. 9 - профиль крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60°.FIG. 9 - wing profile and fissile aileron in the position of maximum disclosure at 60 °.

Фиг. 10 - зона навески и половины элерона в крайне нижнем положении.FIG. 10 - the hinge zone and half of the aileron in the extremely low position.

Фиг. 11 - вертикальное сечение по размаху элерона, половины в нейтральном,FIG. 11 is a vertical section along the span of the aileron, half in neutral,

соответствующем профилю крыла, положении.appropriate wing profile, position.

Фиг. 12 - неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60°, изометрия.FIG. 12 - fixed part of the wing and fissile aileron in the position of maximum disclosure at 60 °, isometry.

Фиг. 13 - неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в нейтральном положении, изометрия.FIG. 13 - fixed part of the wing and fissile aileron in neutral position, isometry.

Фиг. 14 - неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального отклонения вниз, изометрия.FIG. 14 - fixed part of the wing and fissile aileron in the position of maximum downward deviation, isometry.

Фиг. 15 - нижняя половина элерона с эпюрой создаваемого распределенной аэродинамической нагрузкой изгибающего момента вдоль направления, перпендикулярного оси навески, и силами на петле навески и тягах управления, уравновешивающими этот момент.FIG. 15 - the lower half of the aileron with a diagram of the distributed bending moment created by the aerodynamic load along the direction perpendicular to the link axis, and forces on the link loop and control rods balancing this moment.

Фиг. 16 - вид сверху на систему тяг и качалок в средней части аэродинамической поверхности, раздающую управляющие усилия от системы управления на тяги к половинам руля.FIG. 16 is a top view of a system of rods and rockers in the middle of the aerodynamic surface, distributing control forces from the control system to traction to the steering wheel halves.

Фиг. 17 - вид на стреловидную и имеющую сужение концевую аэродинамическую поверхность крыла самолета схемы бесхвостка, оснащенную расщепляющимся рулем, выполняющим функции руля направления.FIG. 17 is a view of a swept and narrowed end aerodynamic surface of an airplane wing of a tailless circuit equipped with a fissile rudder that functions as a rudder.

На Фиг. 1 изображен профиль крыла 1 летательного аппарата, в котором применяется расщепляющийся руль - элерон, известный из существующего уровня техники, состоящий из отдельно навешенных на неподвижную часть крыла верхней 2 и нижней 3 половин, каждая из которых приводится в движение своим приводом. На Фиг. 2 показан увеличенный вид на зону навески половин элерона крыла, изображенного на Фиг. 1. Половины элерона навешены на заднюю стенку неподвижной части крыла 1 при помощи петель с шомполами 4. Для обеспечения совместного отклонения на 20° высота продольной стенки 5 половины руля не превышает 0,4 высоты профиля крыла в месте ее расположения. К продольной стенке прикреплена проушина 6 крепления тяги управления 7 (показана только ось тяги). Размер проушины определяется зазором между шомполами для случая не выступающей за контур крыла кинематики управления. Нижняя половина элерона 3 имеет аналогичную конструкцию. На Фиг. 3 показан вид по полету на заднюю кромку крыла 1 по Фиг. 1, изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки 8, и нижней половины элерона 3 по Фиг. 1, навешенного на неподвижную часть крыла в двух точках 9 и 10 и изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки на элерон 11. На Фиг. 4 приведено типовое для расчета прочности руля (элерона) распределение максимальной эксплуатационной нагрузки, где Рэл=0,64*q_max, Рэл - нагрузка на единицу площади элерона, q_max - максимальный скоростной напор. Фиг. 5 представляет вид по полету на заднюю кромку крыла в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения с не отклоненным рулем, изогнутую под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки. Здесь каждая половина руля имеет ребра жесткости 12, расположенные вдоль размаха между петлями неподвижной части крыла и гофры 13, расположенные по полету за этими петлями, позволяющие половинам руля упруго деформироваться в соответствии с деформацией неподвижной части крыла 1. На Фиг. 6 дан вертикальный разрез по оси ребра жесткости 12 верхней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, в не отклоненном положении. На Фиг. 7 представлен вертикальный разрез по оси ребра жесткости 14 нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, отклоненное вверх на 20° положение. В таком положении проушина на ребре жесткости нижней половины элерона граничит со стенкой неподвижной части крыла 1 и определяет ее местоположение. На Фиг. 8 дан вертикальный разрез по оси ребра жесткости 14 нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, в отклоненнм вниз на 20° положение. В таком положении проушина на ребре жесткости верхней половины элерона граничит со стенкой неподвижной части крыла 1 и определяет ее местоположение. На Фиг. 9 показан профиль крыла 1 и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60°. При этом тяги системы управления находятся в крайне заднем по полету положении. Фиг. 10 является увеличенным видом зоны навески и половин элерона в крайне нижнем положении. Здесь гофр 13 верхней половины руля граничит с проушиной тяги управления нижней половины руля в крайне заднем по полету положении. Стрелка 22 показывает минимальное плечо силы управляющего момента при максимальном угле открытия руля. Это плечо больше половины местной высоты профиля крыла. На Фиг. 11 представлено вертикальное сечение по размаху элерона, половины которого показаны в нейтральном, соответствующем профилю крыла, положении. Фиг. 12 показывает неподвижную часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60° в изометрии. Петли неподвижной части крыла 1 соединены наклонными стенками 15. На Фиг. 12 условно не показана часть ребер и обшивки половин элерона и тяги управления. На Фиг. 13 изображена в изометрии неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в нейтральном положении. На Фиг. 13 условно не показана часть ребер и обшивки половин элерона. На Фиг. 14 дана в изометрии неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального отклонения вниз. На Фиг. 15 изображена в изометрии нижняя половина элерона с эпюрой 17 создаваемого распределенной аэродинамической нагрузкой изгибающего момента вдоль направления, перпендикулярного оси навески, силами 18 на петле навески и силами 19 на тягах управления, уравновешивающими этот момент. Фиг.16 представляет вид сверху на систему тяг и качалок, расположенную в средней части аэродинамической поверхности, раздающую управляющие усилия 19 на тяги к половинам руля от системы управления 20. Качалки показаны в положении, соответствующем повороту обеих половин руля на 60°. Размеры качалок подобраны так, чтобы их неподвижные оси совпадали с осями нервюр 21, кратных шагу ребер на руле. Это расположение позволяет создать кинематику, обеспечивающую режим совместного отклонения половин руля в пределах углов ±20°.In FIG. 1 shows the profile of wing 1 of an aircraft, in which a fissile rudder is used — the aileron, known from the prior art, consisting of the upper 2 and lower 3 halves, each of which are individually driven on their fixed wing, each driven by its own drive. In FIG. 2 shows an enlarged view of the hinge area of the halves of the wing aileron shown in FIG. 1. The halons of the aileron are hung on the rear wall of the fixed part of the wing 1 using hinges with ramrods 4. To ensure a joint deviation of 20 °, the height of the longitudinal wall 5 of the half of the rudder does not exceed 0.4 of the height of the wing profile at its location. An eye 6 is attached to the longitudinal wall for attaching the control rod 7 (only the axis of the rod is shown). The size of the eye is determined by the gap between the ramrods for the case of control kinematics not protruding beyond the wing contour. The lower half of the aileron 3 has a similar design. In FIG. 3 shows a flight view of the trailing edge of the wing 1 of FIG. 1, bent under the action of the distributed maximum operating load 8, and the lower half of the aileron 3 of FIG. 1 mounted on a fixed part of the wing at two points 9 and 10 and bent under the action of the distributed maximum operating load on the aileron 11. In FIG. Figure 4 shows the distribution of the maximum operational load typical for calculating rudder (aileron) strength, where Rel = 0.64 * q _max , Rel is the load per unit area of the aileron, q _max is the maximum pressure head. FIG. 5 is a flight view of the trailing edge of a wing in accordance with an embodiment of the present invention with the steering wheel not bent, bent under the action of the distributed maximum operating load. Here, each half of the rudder has stiffening ribs 12 located along the span between the loops of the fixed part of the wing and the corrugation 13, located along the flight behind these loops, allowing the halves of the steering wheel to elastically deform in accordance with the deformation of the fixed part of the wing 1. In FIG. 6 is a vertical sectional view along the axis of the stiffener 12 of the upper half of the aileron of the aircraft to which the present invention is applied, in a non-deviated position. In FIG. 7 shows a vertical section along the axis of the stiffener 14 of the lower half of the aileron of the aircraft, in which the present invention is applied, the position deviated upward by 20 °. In this position, the eye on the stiffener of the lower half of the aileron borders on the wall of the fixed part of the wing 1 and determines its location. In FIG. 8 is a vertical sectional view along the axis of the stiffener 14 of the lower half of the aileron of the aircraft to which the present invention is applied, in a 20 ° downward deflected position. In this position, the eye on the stiffener of the upper half of the aileron borders on the wall of the fixed part of the wing 1 and determines its location. In FIG. 9 shows the profile of wing 1 and the fissile aileron at a maximum opening position of 60 °. At the same time, the control system thrusts are in an extremely rearward flight position. FIG. 10 is an enlarged view of the hinge zone and the halons of the aileron in an extremely low position. Here, the corrugation 13 of the upper half of the steering wheel borders on the eye of the control rod of the lower half of the steering wheel in the extremely rearward flight position. Arrow 22 shows the minimum arm of the control torque force at the maximum steering angle. This shoulder is more than half the local height of the wing profile. In FIG. 11 shows a vertical section along the span of an aileron, half of which is shown in a neutral position corresponding to the wing profile. FIG. 12 shows the fixed part of the wing and the fissile aileron at a maximum opening position of 60 ° in isometry. The hinges of the fixed part of the wing 1 are connected by inclined walls 15. In FIG. 12, part of the ribs and casing of the halons of the aileron and the control rod are not conventionally shown. In FIG. 13 depicts an isometric fixed portion of a wing and a fissile aileron in a neutral position. In FIG. 13 conventionally not shown part of the ribs and casing of the halons of the aileron. In FIG. Figure 14 is an isometric view of the fixed wing and the fissile aileron in the maximum downward deflection position. In FIG. 15 depicts an isometric view of the lower half of an aileron with a diagram 17 of a bending moment generated by a distributed aerodynamic load along a direction perpendicular to the link axis, forces 18 on the link loop and forces 19 on the control rods balancing this moment. Fig.16 is a top view of a system of rods and rockers located in the middle part of the aerodynamic surface, distributing control forces 19 to the rods to the halves of the steering wheel from the control system 20. Rocking chairs are shown in a position corresponding to a rotation of both halves of the steering wheel by 60 °. The sizes of the rocking chairs are selected so that their fixed axes coincide with the axes of the ribs 21, which are multiples of the step of the ribs on the steering wheel. This arrangement allows you to create kinematics, providing a mode of joint deviation of the steering wheel halves within the angles of ± 20 °.

Фиг. 17 - вид сзади на стреловидную и имеющую сужение концевую аэродинамическую поверхность крыла самолета схемы бесхвостка, оснащенную расщепляющимся рулем, выполняющим функции руля направления, с ребрами жесткости в соответствии с настоящим изобретением. Руль находится в раскрытом положении.FIG. 17 is a rear view of a swept and narrowed end aerodynamic surface of an airplane wing of a tailless circuit equipped with a fissile rudder that functions as a rudder with stiffeners in accordance with the present invention. The steering wheel is in the open position.

Анализ совокупности всех существенных признаков предложенного изобретения доказывает, что исключение хотя бы одного из них приводит к невозможности полного обеспечения достигаемого технического результата.Analysis of the totality of all the essential features of the proposed invention proves that the exclusion of at least one of them makes it impossible to fully ensure the achieved technical result.

Анализ уровня техники показывает, что неизвестно такое устройство, которому присущи признаки, идентичные всем существенным признакам данного технического решения, что свидетельствует о его неизвестности и, следовательно, новизне.The analysis of the prior art shows that it is unknown such a device that has inherent features identical to all the essential features of this technical solution, which indicates its unknownness and, therefore, novelty.

Вышеперечисленное доказывает также соответствие заявленного устройства критерию изобретательского уровня.The above also proves the conformity of the claimed device to the criterion of inventive step.

При осуществлении изобретения действительно реализуется наличие предложенного объекта, что свидетельствует о промышленной применимости.When carrying out the invention, the presence of the proposed object is really realized, which indicates industrial applicability.

Claims

1. The aerodynamic surface of the aircraft, containing a fixed part with hinges, one and the other half of the steering wheel, pivotally mounted on a fixed part of the aerodynamic surface, characterized in that each of the halves of the steering wheel is made with stiffeners, the height of which is more than half the local thickness of the profile of the aerodynamic surface, which are perpendicular to the axis of rotation of the steering wheel and are located on the span of the aerodynamic surface so that the ribs of one half of the steering wheel are located in the spaces between the ribs the stiffness of the other half of the steering wheel.

2. The surface according to claim 1, characterized in that the hinge hinges of the hinge plate of each half of the steering wheel are located on each of the stiffeners.

3. The surface according to claim 1 or 2, characterized in that on several stiffening ribs of each half of the steering wheel are made eyelets for connecting control rods, so that the arm of the control pivot moment is greater than half the thickness of the profile of the aerodynamic surface.

4. The surface according to p. 2, characterized in that each half of the steering wheel is made with a casing having corrugations between the loops, which ensure the deflection of the steering wheel halves within the elastic deformation during operational deformation of the fixed part.